对某航空发动机K465合金低压涡轮叶片在900℃及950℃进行100次冷热循环试验，研究了叶片在热疲劳试验过程中的裂纹萌生及扩展，分析了热疲劳试验后叶片的微观组织及力学性能。结果表明，热疲劳裂纹首先从叶片工艺孔处萌生，垂直于叶片轴向方向扩展，工艺孔及缩松处的应力集中是热疲劳裂纹萌生的主要原因；冷热循环试验后枝晶干γ′相尺寸增大，立方形态γ′相边角变得圆滑不规则，且由于针状二次析出相的析出，叶片的伸长率大幅下降。
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